應力比對Ti-6Al-2Zr-1Mo-1V合金疲勞裂紋擴展行為的影響

季英萍, 吳素君

Ti-6Al-2Zr-1Mo-1V鈦合金（TA15）是一種高鋁含量的近α型中強度鈦合金。它具有中等的室溫強度和高溫強度，良好的熱穩定性和焊接性能，較高的比強度、抗蠕變性和耐腐蝕性[1]，目前已被廣泛應用于制造高性能飛機的重要結構件和焊接承力結構件，如飛機隔框、壁板等工作溫度較高，受力較復雜的重要結構零件，是國內外先進飛機機體的主體材料[2-4]。在實際運行當中，飛機飛行狀態經常改變，機體構件所承受的應力時刻發生變化，處于交變應力的負載狀態，極易發生疲勞失效，因此針對TA15合金疲勞性能的研究具有重要的理論意義和實際應用價值。

目前，對TA15鈦合金的疲勞性能研究已經比較廣泛，主要包括顯微組織對疲勞裂紋擴展速率的影響規律[5-6]，低周疲勞性能[7]；不同應力水平下的室溫高周疲勞性能[8-9]，焊接接頭不同區域的疲勞裂紋擴展行為[10]等；但大多學者都只是集中于單一應力比R條件下的疲勞性能研究，對不同應力比R條件下該合金的疲勞裂紋擴展性能的研究卻鮮有報道。研究發現，鈦合金疲勞裂紋擴展行為具有較明顯的應力比效應[11-16]，因此有必要對不同應力比R條件下的TA15合金的疲勞裂紋擴展規律進行細致深入的研究。

本工作采用三點彎曲試樣，對TA15合金進行三個應力比（R = 0.1，0.3和0.5）下的疲勞裂紋擴展實驗，研究應力比R對TA15合金疲勞裂紋擴展行為和斷裂機理的影響。

1 實驗材料及方法

實驗材料為北京航空制造工程研究所提供的TA15合金，其化學成分和顯微組織分別見表1和圖1。從圖1中可以看出，TA15合金的顯微組織為雙態組織，大量尺寸不均勻的球狀和條狀的初生α （αp）相分布在 β 轉變（βt）基體上。

表1 TA15合金化學成分（質量分數/%）Table 1 Chemical composition of TA15 alloy（mass fraction/%）

疲勞裂紋擴展速率實驗采用三點彎曲試樣測試，試樣按照GB/T6398—2000《金屬材料疲勞裂紋擴展速率試驗方法》要求加工，其外形尺寸為80 mm × 16 mm × 8 mm。試樣加工以及裂紋初始位置示意圖如圖2所示。

TA15合金疲勞裂紋擴展實驗在Instron8801疲勞試驗機上完成。實驗溫度為室溫，采用恒力增大應力強度因子K的實驗方法，應力比R分別采用0.1，0.3和0.5，加載波形為正弦波，頻率為10 Hz，最大載荷Pmax= 1.2 kN。實驗過程中采用COD規測量試樣裂紋的張開位移，并采用柔度法計算裂紋長度。試樣斷裂后，采用JSM-5800掃描電鏡（SEM）觀察斷口形貌。

2 結果與分析

2.1 疲勞裂紋擴展速率曲線

TA15合金在應力比R = 0.1，0.3和0.5 時疲勞裂紋擴展速率曲線如圖3所示。從圖3可以看出，不同R條件下的曲線均存在三個階段，即近門檻擴展區、穩態擴展區和快速擴展區，且隨著應力比R的增大，da/dN-ΔK曲線向左即低ΔK方向移動。另外，裂紋擴展對應的應力強度因子ΔK的范圍以及進入穩態擴展階段的應力強度因子（擴展門檻值ΔKth）也不同。結合表2可以看出，隨著R的増大，裂紋擴展對應的應力強度因子ΔK范圍和ΔKth都變小。如R = 0.1時，裂紋擴展對應的應力強度因子 ΔK 的范圍為 18.4～49.8，ΔKth= 18.8；而當 R = 0.5時，裂紋擴展對應的應力強度因子ΔK的范圍降低為 7.5～20.2，ΔKth減小到 8.2。由此可見，TA15 合金的da/dN-ΔK曲線與應力比R有很強的相關性。應力比R可以顯著影響裂紋從近門檻值裂紋擴展區域發展到穩態擴展區域的應力強度因子和發生失穩斷裂的應力強度因子。高應力比R作用下的裂紋在較小的ΔK作用下就進入了快速擴展階段，并快速斷裂。因此，小的應力比R有利于提高TA15合金的疲勞裂紋發生穩態擴展和失穩所需的應力強度因子ΔK，這與應力比R對其他鈦合金疲勞裂紋擴展行為的研究結果一致[16-18]。

表2 不同應力比作用下疲勞裂紋擴展（FCG）的ΔK范圍和門檻值ΔKthTable 2 Scope of ΔK and threshold value （ΔKth） of FCG at different load ratios

在疲勞裂紋擴展速率曲線的中間部分，即疲勞裂紋穩態擴展階段，三個應力比測試條件下的數據有些重合，但依然可見在同一ΔK作用下，應力比R越大，疲勞裂紋擴展速率da/dN越大。這與Dubey對Ti-6Al-4V合金不同應力比R下的da/dN-ΔK曲線變化規律一致[19]。不同應力比R = 0.1，0.3和0.5對應的Paris公式，即Paris = C（ΔK）m擬合結果分別如式（1），（2）和（3）所示。對比 3 個式子可以看出，Pairs公式的兩個重要參數C和m在疲勞裂紋穩態擴展中隨著應力比變化而變化，即C隨著應力比的增加而增大，而m呈現減小的趨勢。

2.2 斷口形貌

不同應力比R作用下疲勞裂紋穩態擴展區的斷口形貌如圖4所示。從圖4可以看出，不同應力比R作用下試樣的疲勞斷口表面特征相似，即可見一些疲勞臺階和二次裂紋。二次裂紋的形成，消耗了更多的能量，使長裂紋擴展相對艱難；同時在主裂紋擴展方向上，疲勞臺階特征非常明顯，這是由于當裂紋擴展跨越晶粒沿晶界擴展時，裂紋面跨越距離較大造成的。另外，從圖4還可以看出，疲勞斷口上分布著明顯且穩定的疲勞條帶，這些近平行的疲勞條帶與裂紋的主擴展方向垂直，且條帶間存在著明顯的垂直于裂紋擴展方向的二次疲勞裂紋，并伴有晶粒之間的撕裂棱，由此可以說明其裂紋擴展機制為穿晶模式。對比圖4（a），（b）和（c）發現，隨著應力比 R 的增加，試樣斷口表面粗糙度增加，二次裂紋減小，但裂紋擴展機制相同，均為穿晶模式。

隨著應力強度因子幅值ΔK逐漸增大，疲勞裂紋不斷擴展，疲勞裂紋轉入快速擴展階段，圖5所示為試樣在不同應力比R作用下疲勞裂紋快速擴展的斷口形貌。與穩態擴展階段的斷口（圖4）對比可見，試樣快速擴展階段斷口同樣存在二次裂紋和疲勞臺階特征，但是斷口凹凸性變大；且隨著應力化R的增大，斷面上的凸塊越來越多，但體積明顯減小。

本實驗研究發現，TA15合金的疲勞裂紋擴展行為與應力比R有很強的相關性，在同一ΔK時，隨著R增大，TA15合金的疲勞裂紋擴展速率提高，這與該合金的斷裂機理有關。從斷裂形貌上可以看出當R較小時，二次裂紋分叉多且深，這些二次裂紋分散了主裂紋尖端的應力場，使主裂紋擴展過程所消耗的總能量增大，降低了主裂紋擴展的速率[20]。因此，小的應力比R有利于提高TA15合金的疲勞裂紋發生穩態擴展和失穩所需的應力強度因子ΔK，降低擴展速率。另外，從Forman公式可知，在相同應力強度因子幅ΔK的條件下，隨著應力比R的增大，da/dN增大，即疲勞裂紋擴展速率加快。即式（4）：

式中：C和m是材料常數，R是應力比，Kc是斷裂韌度。

本實驗研究有效的證明了Forman公式的適用性。

3 結論

（1）在應力比R = 0.1到0.5的范圍內，隨著R的增大，da/dN-ΔK曲線向低ΔK方向移動，裂紋擴展對應的應力強度因子ΔK范圍和疲勞裂紋擴展門檻值ΔKth都減小。

（2）TA15合金的da/dN-ΔK曲線與應力比R有很強的相關性，在同一ΔK時，隨著R增大，TA15合金的疲勞裂紋擴展速率提高。

（3）在 R = 0.1，0.3和 0.5條件下，TA15合金疲勞裂紋穩態擴展區的斷口均由疲勞臺階和二次裂紋組成，且隨著R增大，斷口表面粗糙度增加，但二次裂紋減小。試樣的疲勞斷裂均表現為穿晶模式。

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